Roket propelan cair
 | Artikel atau sebagian dari artikel ini mungkin diterjemahkan dari Liquid-propellant rocket di en.wikipedia.org. Isinya masih belum akurat, karena bagian yang diterjemahkan masih perlu diperhalus dan disempurnakan. Jika Anda menguasai bahasa aslinya, harap pertimbangkan untuk menelusuri referensinya dan menyempurnakan terjemahan ini. Anda juga dapat ikut bergotong royong pada ProyekWiki Perbaikan Terjemahan. (Pesan ini dapat dihapus jika terjemahan dirasa sudah cukup tepat. Lihat pula: panduan penerjemahan artikel) |
Roket propelan cair atau roket cair adalah sebuah mesin roket yang menggunakan propelan dalam bentuk cair. Cairan yang diinginkan karena kepadatan yang cukup tinggi memungkinkan volume tangki propelan menjadi relatif rendah, dan itu adalah mungkin untuk menggunakan turbopumps sentrifugal ringan untuk memompa propelan dari tangki ke ruang pembakaran, yang berarti bahwa propelan dapat disimpan di bawah tekanan rendah. Hal ini memungkinkan penggunaan tangki propelan bermassa rendah, yang menghasilkan rasio massa tinggi untuk roket.
Sebuah gas inert disimpan dalam tangki pada tekanan tinggi kadang-kadang digunakan sebagai pengganti pompa di mesin kecil sederhana untuk memaksa propelan ke dalam ruang pembakaran. Mesin ini mungkin memiliki rasio massa yang lebih rendah, tetapi biasanya lebih dapat diandalkan dan karena itu digunakan secara luas di satelit untuk pemeliharaan orbit.
Roket cair telah dibangun sebagai roket monopropellant menggunakan satu jenis propelan, roket bipropellant menggunakan dua jenis propelan, atau roket tripropellant lebih eksotis menggunakan tiga jenis propelan. Roket cair Bipropellant umumnya menggunakan bahan bakar cair dan oksidator cair, seperti hidrogen cair atau bahan bakar hidrokarbon seperti RP-1, dan oksigen cair. Mesin mungkin mesin roket kriogenik, dimana bahan bakar dan oksidator, seperti hidrogen dan oksigen, adalah gas-gas yang telah dicairkan pada suhu sangat rendah.
| RL-10 | HM7B | Vinci | KVD-1 | CE-7.5 | CE-20 | YF-75 | YF-75D | RD-0146 | ES-702 | ES-1001 | LE-5 | LE-5A | LE-5B | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Country of origin |  Amerika Serikat
|
 Prancis
|
Prancis
|
 Uni Soviet
|
 India
|
India
|
 Tiongkok
|
Tiongkok
|
 Rusia
|
 Jepang
|
Jepang
|
Jepang
|
Jepang
|
Jepang
|
| Cycle | Expander | Gas-generator | Expander | Staged combustion | Staged combustion | Gas-generator | Gas-generator | Expander | Expander | Gas-generator | Gas-generator | Gas-generator | Expander bleed cycle （Nozzle Expander） |
Expander bleed cycle （Chamber Expander） |
| Thrust (vac.) | 66.7 kN (15,000 lbf) | 62.7 kN | 180 kN | 69.6 kN | 73 kN | 200 kN | 78.45 kN | 88.26 kN | 98.1 kN (22,054 lbf) | 68.6 kN (7.0 tf)[1] | 98 kN (10.0 tf)[2] | 102.9 kN (10.5 tf) | r121.5 kN (12.4 tf) | 137.2 kN (14 tf) |
| Mixture ratio | 5.2 | 6.0 | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 | |||||||
| Nozzle ratio | 40 | 100 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | |||||
| Isp (vac.) | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 443 | 438 | 442 | 463 | 425[3] | 425[4] | 450 | 452 | 447 |
| Chamber pressure:MPa | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 3.68 | 7.74 | 2.45 | 3.51 | 3.65 | 3.98 | 3.58 | |
| LH2 TP rpm | 125,000 | 41,000 | 46,310 | 50,000 | 51,000 | 52,000 | ||||||||
| LOX TP rpm | 16,680 | 21,080 | 16,000 | 17,000 | 18,000 | |||||||||
| Length m | 1.73 | 1.8 | 2.2~4.2 | 2.14 | 2.14 | 2.8 | 2.2 | 2.68 | 2.69 | 2.79 | ||||
| Dry weight kg | 135 | 165 | 280 | 282 | 435 | 558 | 550 | 242 | 255.8 | 259.4 | 255 | 248 | 285 |
Referensi
[sunting | sunting sumber]Pranala luar
[sunting | sunting sumber]- An online book entitled ”How to Design, Build, and Test Small Liquid-Fuel Rocket Engines”
- The Heinkel He 176, worlds's first liquid-fuel rocket aircraft
 | Artikel bertopik teknologi ini adalah sebuah rintisan. Anda dapat membantu Wikipedia dengan mengembangkannya. |